Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе

Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области прикладного применения космической техники и может быть использовано для защиты Земли от столкновения с опасными космическими объектами (ОКО) (астероидами, кометами и т.п.).

NASA учредило новую службу NEOPO (Near-Earth Object Program Office - Управление программой околоземных объектов), которая будет координировать работу по поиску и слежению за потенциально опасными космическими объектами. Было выявлено и отслежено 90% всех астероидов диаметром более 1000 м. Позднее параметры стали жестче и порог был снижен до 140 м. Астероидов с размерами более 1000 м известно около 800, или 85% от их общего числа. На январь 2009 года НАСА насчитало 1006 потенциально опасных астероидов и 85 сближающихся с землей комет. Общее количество известных таких объектов в Солнечной системе продолжает расти, и достигло 1360 к декабрю 2012 года.

Объект считается потенциально опасным, если он пересекает орбиту Земли на расстоянии менее 0,05 а.е. (примерно 19,5 расстояний от Земли до Луны), и его диаметр превышает 100-150 метров [Task Force on potentially hazardous Near Earth Objects (September 2000), «Report of the Task Force on potentially hazardous Near Earth Objects»]. Астероиды диаметром более 35 метров также могут представлять значительную угрозу, например, в случае падения на город [Asteroid Hunter Gives an Update on the Threat of Near-Earth Objects. Scientific American (January 22, 2013)]. Для классификации опасности столкновения астероидов существуют специальные шкалы. Двумя основными являются Палермская шкала и Туринская шкала.

Поэтому в настоящее время в ряде стран разрабатываются проекты, а также проводится отработка на практике методик защиты от астероидной и кометной угрозы.

Основная группа известных проектов предусматривает изменение орбиты ОКО в Солнечной системе путем сообщения ему необходимого реактивного импульса.

Так, например, известен способ ударно-кинетического изменения орбиты ОКО путем удара по нему космическим аппаратом (КА) возможно с взрывчатым веществом. Расчеты для реализации этого способа опубликованы в работах [Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Качественный анализ некоторых методов уменьшения астероидной опасности. - Астрономический вестник. 1993. Т.27. №6, с.46-54], [Ахметшин Р.З., Ивашкин В.В., Смирнов В.В. Анализ возможности уменьшения астероидной опасности для Земли ударным воздействием космического аппарата. - Астрономический вестник. 1994. Т.28. №1, с.13-20], [Ивашкин В.В., Зайцев А.В. Анализ возможности изменения орбиты сближающегося с Землей астероида возможным воздействием космического аппарата. - Космические исследования. 1999. Т.37. №4, с.405-416]. Конкретная реализация способа разрабатывается Европейским космическим агентством в проекте «Дон Кихот». В настоящее время двумя наиболее подходящими астероидами являются 2002 АТ4 и 1989 ML [Measurement requirements for a Near-Earth Asteroid impact mitigation demonstration mission. Planetary and Space Science, Volume 59, Issue 13, October 2011, Pages 1506-1515].

В текущем сценарии предусмотрено использование двух космических аппаратов, движущихся по различным траекториям. Первый аппарат («Идальго») произведет удар по астероиду, тогда как второй («Санчо») прибудет к нему раньше, и будет сопровождать его в течение нескольких месяцев. Он произведет наблюдения до и после удара, чтобы выявить изменения в орбите астероида.

Методика удара по небесному телу (комете 9P/Tempel 1, размер ядра составляет около 7,6 на 4,9 километра, или средний диаметр 6,0±0,2 км) металлическим диском на скорости 37000 км/час опробована 4 июля 2005 года в миссии Deep Impact.

Известен способ отклонения опасных комет с траектории столкновения с Землей [патент RU 0002266240 С2, 2003 г., 7B64G 1/00. А.А. Масленников ОАО «РКК Энергия им. С.П. Королева»]. По этому способу на комету оказывается тепловое воздействие источником ядерной энергии после очистки поверхности ядра кометы несколькими ядерными взрывами на полюсе кометы. На очищенную поверхность сажают аппарат с ядерной энергетической установкой для разогрева ядра кометы и создания реактивной тяги от струи истекающей с поверхности кометы.

К недостаткам таких проектов можно отнести то, что для достижения цели необходим большой запас энергии и массы рабочего тела для сообщения ему необходимого реактивного импульса для создания нужного промаха, и, следовательно, массы космического аппарата, которую необходимо доставить на орбиту ОКО с Земли. Поэтому эти проекты предусматривают при современном уровне развития космической техники запуск серии ракет (с ядерными энергетическими установками, термоядерными зарядами и т.п.), что как следствие даже для Земной цивилизации в целом очень дорого.

Поэтому более перспективными представляются проекты с инициированием сил длительного воздействия на ОКО естественного происхождения, изменяющих его траекторию движения. Все они связаны с использованием энергии солнечного света.

Так, известно предложение [патент US 6726153 BA, 2003 г., 7B64G 1/64, НКИ 244-158, 244-168 «Фотонный космический аппарат для изменения орбиты астероидов, метеоритов и комет» Campbell Jonathan W., NASA], в котором предлагается стыковать космический корабль с ОКО, используя привязь в форме петли, подтягивать космический корабль и развертывать фотонное устройство-отражатель, для использования давления солнечного света для изменения орбиты объекта.

Другой способ, предложенный Техасским университетом А&М (США) вместе с Национальным управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА), предполагает «мягкий увод» приближающихся к Земле астероидов с опасной для человечества орбиты с использованием эффекта Ярковского - проект OSIRIS-REx. Суть эффекта в том, что у астероида появляется слабый реактивный импульс за счет теплового излучения от нагревшейся днем от солнца и остывающей ночью его поверхности, что придает ему дополнительное ускорение. Из-за этого импульса (как правило, в доли ньютона) орбита астероида постепенно меняется. Концепция метода в том, чтобы доставить к опасному астероиду космический зонд, который, предварительно обследовав небесное тело, затем распылит на его поверхности светлое/темное порошкообразное вещество, повышающее/понижающее альбедо астероида.

После проведения необходимых предварительных исследований в этом методе имеется возможность регулирования реактивного импульса, действующего на астероид, путем изменения его альбедо, поскольку изменение орбиты астероида производится плавно за очень большой промежуток времени. С учетом влияния такого параметра как форма астероида, можно вызывать изменение скорости вращения астероида не только по орбите, но и вокруг своей оси, а также влиять на угол ее наклона и прецессии ["NASA Aims to Grab Asteroid Dust in 2020". Science Magazine. 26 May 2011].

Для реализации такого типа проектов необходим большой запас времени (исчисляется годами), так как величина необходимой энергии для сообщения реактивного импульса ОКО велика, а поток поступающей энергии от Солнца мал.

Следовательно, с точки зрения минимума затрат энергии (без учета затрат выхода космических аппаратов на орбиту ОКО) и времени, наиболее реализуемыми проектами в настоящее время представляются предложения с разрушением ОКО путем его дробления ядерными (термоядерными) зарядами. При этом центр масс всех осколков остается на опасной для Земли траектории, но объект перестает быть опасным из-за малости размеров частей после дробления (меньше опасного для Земли).

За прототип принят проект, описанный в сюжете американского фантастического фильма 1998 года режиссера Майкла Бэя «Армагеддон». В проекте осуществляется посадка (КА) на поверхность ОКО с последующим бурением и установкой термоядерного заряда под поверхностью ОКО. Не принципиально, миссия может быть как пилотируемая, так и выполняться автоматическими управляемыми с Земли аппаратами. Так, например, технология посадки, доставки автоматических роботов и бурение на поверхности астероидов автоматическими управляемыми аппаратами уже успешно практически отрабатывалась в миссиях NASA «NEAR Shoemake» на астероид Эрос (с 17 февраля 1996 года по 12 февраля 2001 года) и Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) «Хаябуса» на астероид Итокава (с 9 мая 2003 года по 13 июня 2010 года).

Однако в прототипе присутствуют свои недостатки, а именно:

- так как внутренняя структура ОКО точно не известна (функция распределения плотности вещества по объему, наличие скрытых трещин и т.п.), а на ее детальное изучение необходимы дополнительные исследования, дробление ОКО с помощью одномоментного подрыва одного или нескольких зарядов может привести к тому, что после взрыва останется хотя бы один кусок, средний размер которого будет оставаться потенциально опасным. Для Земли это значение составляет порядка 50 м при средней плотности вещества ОКО 2-5 г/см³. Следовательно, существует отличная от нуля вероятность отказа, которая снижает надежность выполнения миссии по данному способу;

- часть энергии заряда(ов) идет преимущественно на дробление ОКО, а часть преобразуется в кинетическую энергию взаимного движения относительно центра масс частей ОКО, при этом центр масс всех осколков после дробления ОКО останется на прежней орбите. При этом наличие и движение с различными взаимными скоростями относительно центра масс этих многочисленных мелких осколков затруднит подлет следующих КА с зарядами для разрушения больших нераздробившихся осколков, поэтому увеличивается опасность столкновение и повреждение КА мелкими осколками. Таким образом, безопасность в случае необходимости корректировки дробления ОКО снижается на каждом этапе.

Технический результат изобретения состоит в увеличении надежности и безопасности способа.

Сущность предлагаемого способа защиты Земли от ОКО в Солнечной системе заключается в том, что к ОКО направляется КА, который осуществляет посадку на его поверхность с оборудованием для разрушения. При этом определяют плотность ОКО, а затем производят разрушение его путем последовательного отделения от основного тела ОКО частей контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них исходя из плотности объекта менее опасной для Земли.

Время посадки космического аппарата на поверхность ОКО выбирают так, что полное контролируемое разделение ОКО на части заканчивается до момента сближения его с Землей на расстояние, равное пределу Роша.

В случае если плотность вещества ОКО не равномерна по объему, то плотность каждой части опасного космического объекта определяют перед ее отделением.

В процессе отделения от ОКО частей контролируемых размеров для последующего доступа к основному телу ОКО возможно дополнительно производить перемещение отделенных частей и фиксацию их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующих удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли.

Таким образом, по окончании процесса дробления ОКО будет представлять совокупность частей, средний размер которых гарантированно меньше опасного для Земли. При этом все раздробленные части не будут иметь кинетической энергии относительно друг друга и центра масс, их положение в пространстве будет легко контролируемо на этапе дробления и, в случае необходимости, они не будут мешать подлету дополнительных КА.

Предлагаемый способ защиты Земли от ОКО в Солнечной системе иллюстрируется следующими рисунками:

- фиг.1 - Солнце, Земля и ее траектория движения, ОКО и его траектория движения, космический аппарат и его траектория движения;

- фиг.2 - схема одного из возможных вариантов контролируемого последовательного разделения ОКО на части и устройство его осуществления;

- фиг.3 - схема варианта контролируемого последовательного разделения ОКО на части содержащая устройство перемещения и фиксации отделенных частей.

Способ защиты Земли от ОКО в Солнечной системе осуществляется следующим образом.

С Земли 1, имеющей атмосферу 2 и двигающейся вокруг Солнца 3 по круговой орбите 4 (Фиг.1) с помощью астрономических оптических и радиотехнических средств, определяют параметры орбиты 5 ОКО 6 и ориентировочные характеристики его состава (плотность вещества, их структуру и т.п.). Для орбиты 5 ОКО 6, которая является опасной, вычисляется момент времени, когда ОКО 6 попадает в область гравитационного захвата Земли 1, что может привести к их столкновению. Размеры и масса ОКО 5 таковы, что при входе в атмосферу Земли 2 его осколки достигают поверхности Земли 1. Для Земли 1 совместно с ОКО 5 также определяют предел Роша 7.

Для исключения этого события на орбиту 5 ОКО 6 с помощью известных средств выведения доставляется КА или группа аппаратов 8, которая осуществляет доставку на поверхность ОКО 6 оборудование для его разрушения 9.

Предварительно определяют плотность ОКО 6, например, с помощью контрольного бурения. Разрушение ОКО 6 на отдельные части 10 проводят любым из известных методов разрушения, например, распиливанием или буроклинным методом (Фиг.2 и Фиг.3). От выбора метода разрушения зависит тип и состав оборудования для разрушения 9. Основной частью оборудования для разрушения 9 является источник электрической энергии 11, запас энергии которого выбирают так, что ее достаточно на дробление ОКО 5 и функционирование всего посадочного комплекса оборудования для разрушения 9.

Для любого из методов разрушение ОКО 6 проводят путем последовательного отделения от основного тела ОКО 6 кусков строго контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них исходя из плотности объекта менее опасной для Земли.

В процессе отделения от основного тела ОКО 6 кусков строго контролируемых размеров возможно перемещение (расталкивание) уже отделенных частей от основного тела с помощью устройства для перемещения 12 для возможности доступа оборудования для разрушения 9 к внутренним слоям основного тела ОКО 6. При этом все составные части ОКО 6 остаются на орбите 5 центра масс ОКО 6. Для предотвращения неконтролируемого движения, соударения и т.п. уже отделенных частей 10 возможна фиксация их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов 13, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующие удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли на расстоянии менее предела Роша 7.

Если в процессе дробления ОКО 6 выяснится, что плотность вещества ОКО не равномерна по объему, то измерения плотности вещества каждой части ОКО 5 проводят перед ее отделением от основного тела для уточнения размеров отделяемой части.

Время посадки КА 8 на поверхность ОКО 6 выбирают так, что полное контролируемое разделение ОКО 6 на части заканчивается до момента сближения ОКО 6 с Землей 1 на расстояние, равное пределу Роша 7. Поэтому после приближения раздробленных частей ОКО 6 к Земле 1 на расстояние менее предела Роша 7, они будут растаскиваться градиентом гравитационного поля Земли 1 и войдут в атмосферу 2 по уже собственным траекториям. Поскольку масса каждой отдельной части будет меньше опасной, то каждая отдельная часть рассеет свою кинетическую энергию в атмосфере 2 Земли 1, не долетев до поверхности.

Положительный эффект от применения предлагаемого способа заключается в том, что надежность осуществления предлагаемого способа повышается вследствие того, что в процессе контролируемого разделения ОКО на части, каждая из которых имеет для Земли не опасные параметры, полностью исключается возможность отказов (образование опасных для Земли осколков).

Безопасность предлагаемого способа повышается благодаря тому, что в процессе дробления ОКО не сообщается кинетическая энергия отделенным частям, хаотичное движение которых мешало бы корректирующим действиям последующих миссий, например, в случае отказа какого-нибудь оборудования.

1. Способ защиты Земли от опасных космических объектов в Солнечной системе, состоящий в том, что к опасному космическому объекту в Солнечной системе направляется космический аппарат, который осуществляет посадку на его поверхность с оборудованием для разрушения, отличающийся тем, что определяют плотность опасного космического объекта, а затем производят разрушение его путем последовательного отделения от основного тела опасного космического объекта частей контролируемых размеров, причем размеры частей выбирают такими, что масса каждой из них, исходя из плотности объекта, менее опасна для Земли.

2. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что время посадки космического аппарата на поверхность опасного космического объекта выбирают так, что полное контролируемое разделение опасного космического объекта на части заканчивается до момента сближения его с Землей на расстояние, равное пределу Роша.

3. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что плотность каждой части опасного космического объекта определяют перед ее отделением.

4. Способ защиты Земли от опасных космических объектов по п.1, отличающийся тем, что в процессе отделения от опасного космического объекта частей контролируемых размеров производят перемещение отделенных частей для последующего доступа к основному телу опасного космического объекта и фиксацию их положения относительно друг друга с помощью дистанционаторов, препятствующих соединению разделенных частей между собой, но не препятствующих удалению частей друг от друга под действием градиента гравитационного поля Земли.